文中提出一种逆向非线性EKF快速对准方法,该方法考虑了大失准角情况下捷联惯导误差模型的非线性特征,讨论了线性KF模型的不合理性,实现了基于EKF非线性滤波的正逆向对准。其实质是将惯导数据采集保存后,利用计算机的高速计算性能,反复对所保存的数据段进行正逆向分析,实现对准。为了验证文中算法的有效性和可行性,分别利用惯导仿真数据和实测惯导数据进行初始对准,并将文中算法与基于卡尔曼滤波的正逆向对准方法进行比较,结果表明,利用较少量的数据段通过正逆向分析也能够实现对准的目的,由于正逆向分析加剧了模型的非线性,基于扩展的EKF正逆向对准方法的精度要明显优于KF正逆向对准方法
以某型空空导弹为对象,对初始段敏捷转弯控制方法进行研究。建立了气动力/推力矢量复合控制空空导弹的姿态控制系统模型,利用时标分离的思想将其分为快、慢子系统,并利用动态逆方法对子系统分别进行控制律的设计,最后在考虑导弹各个环节非理想因素的情况下,对导弹进行了全耦合状态下三通道联合数字仿真。仿真结果表明,所提出的控制方法使系统具有较好的跟踪性能,实现了通道间的解耦,说明了该方法的正确性和有效性。
针对弹箭极转动惯量测量系统中,门形框结构导致的测量结果两值跳跃的不稳定现象和测量精度不高的现状,提出了一种卡头锁紧的装夹方式,并采用实时线性阻尼比补偿算法实时修正扭摆周期,有效避免了门形框结构变形和线性阻尼对测量精度的影响。实验表明,改进后的系统有效克服了两值跳跃的不稳定现象,提高了极转动惯量的测量精度。
为解决传统姿态解算算法无法有效抑制不可交换误差的问题,利用旋转矢量推导出了大运载体小角度运动时的旋转四元数微分方程,并对该算法和加性误差四元数算法的姿态解算效果进行了比较实验。结果证明,在低动态过程中,旋转四元数算法不仅可以有效抑制不可交换误差,而且在大失准角环境下也能够有效工作,更具有算法计算量小、易实现和精度较高等优点。
为提高导弹伺服系统的控制精度,将模糊控制理论和PID控制方法相结合,提出了适合导弹伺服系统的模糊自整定PID控制算法。在说明控制器结构的基础上,详细描述了算法的思路及具体公式,然后针对算法的软件设计流程进行了分析。仿真验证表明,相对于现行的拟合法及常规PID法,模糊自整定PID法对缩短导弹伺服系统的输出响应时间及提高扰动稳定性都具有明显的优势,具有较好的工程应用前景。
在SINS动基座对准中,H∞滤波算法比Kalman滤波算法具有更好的抗扰动能力。针对H∞滤波器的参数优化问题,首先在推导H∞滤波算法鲁棒机理的基础上,分析了滤波参数对系统状态收敛速度和滤波稳定性的影响,然后引入多模型估计理论进一步优化H∞滤波参数。经过仿真试验,该参数优化方法是提高SINS动基座对准H∞滤波器估计效果的有效手段。
滑翔弹头长期飞行在气动环境较为复杂的临近空间,再入精度难以保证。为实现滑翔弹头精确打击并考虑攻击角度的战术使用需求,文中在目标坐标系中建立了滑翔弹头质心运动方程,推导了基于扩展比例导引的带落速方向控制的末段俯冲导引规律。仿真结果表明,在合理的俯冲起点参数要求范围内,采用文中制导规律,能够实现对落点和攻击角度的精确控制。
针对传统标定算法依赖转台精度的缺点,文中从导航速度误差与惯性仪表误差参数的基本方程出发,深入分析了导航速度误差各方向分量与光学惯导误差参数的关系,给出了标定位置选取的原则;并在光学惯导系统标定的理论基础上,详细推导了导航速度误差与机械惯导陀螺零偏的关系,结合机械惯导输出模型,深入分析了过载系数的辨识方法,统一了机械和光学惯导的系统标定算法。仿真结果表明,该方法辨识精度高,降低了对转台的定位精度的要求,提高了标定设备的使用性。
考虑到控制用量的经济性,对直接力和尾舵复合控制的导弹设计俯仰平面模糊逻辑自动驾驶仪。依据专家经验,设计从误差信号到控制量的非线性映射,避免了稳态时同时作用的两个执行机构存在竞争的矛盾。文中给出了模糊逻辑控制器的设计方法,以及复合控制和气动舵单独作用时的仿真对比结果。结果表明所设计的模糊逻辑复合控制系统具有快速响应和节约燃料的优越性。
为了寻找导弹发射系统最佳的设计参数,提高发射精度,提出了一种基于虚拟样机技术和遗传算法联合仿真的多参数优化方法。首先建立了发射系统的动力学模型,根据工程实际设计了优化参数,然后利用ADAMS与MATLAB建立了导弹发射系统的联合仿真模型,最后运用遗传算法编制了优化程序并进行优化计算。优化结果表明,导弹滑离时的初始扰动得到降低,提高了发射精度,证明该联合仿真的优化分析方法是可行的。
巡飞侦察弹药在进行战场侦察和目标定位过程中,由于惯性导航设备测量误差的存在,使得侦察设备获取的目标位置信息误差较大。文中从误差产生的原因入手,对巡飞侦察弹药的定位精度进行分析,并提出了一种通过引入标定点位置信息对惯性导航设备的测量误差进行校正的方法,仿真结果表明:该方法能够有效的对导航设备的测量误差进行校正,极大的提高了目标定位精度。
在雷达/红外复合制导机动目标跟踪背景下,针对非线性机动目标融合跟踪存在滤波器易发散问题,提出一种基于交互式多模型无迹卡尔曼滤波(IMM-UKF)的分布式加权融合算法。IMM具有对不同目标机动模式自适应跟踪的能力;UKF对观测数据进行滤波估计,避免了计算雅克比矩阵,克服EKF滤波方法受滤波初值影响大、易发散的缺点;分布式融合算法提高了系统抗干扰能力及对目标跟踪的有效性和跟踪精度。仿真结果表明:该算法在处理非线性系统机动目标跟踪融合结果误差均得到减少,更能提高目标跟踪滤波精度,增强了系统稳定性。
为了分析飞机过失速机动对拦截导弹带来的挑战,对飞机过失速机动进行了仿真,分析了过失速机动对导弹导引头跟踪的影响。指出“Herbst”机动运动参数变化剧烈,基于匀速直线运动假设来估计飞机位置和速度必将带来较大的误差;当弹目相对距离较小且相对速度较大时,飞机做过失速机动运动,导引头容易丢失目标,通过导引头滤波算法的改进可提高导弹抗目标过失速机动的跟踪能力。
针对越肩发射攻击大离轴以及后向目标的难点,提出了一种基于大离轴制导律的一段式越肩发射制导模式。文中的研究统一了制导律形式,扩大了大离轴制导律的适用范围,回避了中末制导交接班带来的一系列问题。仿真结果表明,充分发挥导弹的快速转弯能力和比例制导律末端理想碰撞的特性,并达到制导精度要求,适用于近距格斗导弹以提高越肩发射打击能力。
针对长杆弹垂直侵彻半无限厚靶板的问题,理论上分析了影响弹体侵彻效率的主要因素,并就其对长杆弹归一化侵彻深度的影响规律及机理进行了系统的探讨,得出了长杆弹截面形状、头部形状、长径比、入射速度、弹靶材料密度比、弹靶材料泊松比、弹靶材料强度在长杆弹侵彻过程中的影响机理和其对最终归一化侵彻深度的影响规律。这些结论能够对长杆弹、防护装甲以及防护工事的设计提供一定的科学依据。
为实现战斗部离散化模型的快速生成,提出将战斗部结构分解为5类特征,用轴截面母线特征点参数化描述特征形状,自主构建相应的以代数方法为主的网格生成算法并用C++语言编制成程序,程序读取格式文件获取参数后即可快速自动生成适用于AUTODYN或LS-DYNA软件的离散化模型的网格文件。该程序作为战斗部离散化建模的专用程序在参数化建模的能力和效率上均优于TRUEGRID等通用建模软件。
多爆炸成型弹丸战斗部(MEFP)能有效提高炸药利用率和命中概率。基于ANSYS/LS-DYNA软件研究了刻槽式MEFP战斗部侵彻双层无间隔钢靶的过程,通过使用三维建模方法、不同材料分别选取不同的状态方程和本构方程,采用实体单元和壳单元进行网格划分,得到了刻槽式MEFP战斗部对靶板侵彻的数值计算结果。结果表明:刻槽式MEFP侵彻过程要经过开坑、联合侵彻、贯穿3个阶段。模拟结果与实验结果基本一致。
为实现引信天线对前向半空间的波束扫描功能,达到针对不同飞行速度目标的作战需求,文中设计了一种新型多波束天线系统。通过采用微带蛇形线天线实现毫米波引信单一波束的前倾设计,利用微带蛇形线周向尺寸小的特点,将不同波束倾角的蛇形线天线平行布局于一块微带基板上,通过馈电点的快速切换,实现波束扫描功能。通过对集成多波束天线的有限元仿真表明,天线实现了三种倾角的引信探测波束,是一种实用可行且性能优良的新型天线形式。
爆震弹是处置大规模暴乱事件最有效的非致命武器,其爆炸产生的破片,可能会对有生目标造成致命性伤害。为提高爆震弹作用时的安全性,文中通过箱体实验和高速摄影测试,分析了破片的数量和质量分布及对有生目标的效应,建立了破片速度衰减方程,确定了爆震弹安全半径,研究结果对爆震弹设计的改进和非致命效应评价提供了理论依据。
针对引信微小型化的需求,集成设计了毫米波频段基于基片集成波导的缝隙阵列天线和T型功分器的天馈系统架构。利用基片集成波导的柔韧性,将功分器弯曲共形贴敷在圆筒侧壁,两个输出端口分别对圆周间隔180°的两个SIW缝隙阵列天线馈电。仿真结果表明,基于SIW的缝隙阵列天线系统实现了空心漏斗形状方向图,且系统结构布局占用空间体积小、质量轻,适用于引信天馈单元的微小型化。
为了提高引信隔爆机构的安全和可靠性,设计一种新型的泄爆式隔爆机构。应用非线性有限元软件LS-DYNA对隔爆机构的可靠性进行了数值模拟分析,通过试验对比分析数值模拟结果,试验与数值模拟结果基本一致。试验和仿真结果表明,带有导流槽的隔爆机构对水压杆的破坏作用不明显,导爆管没有发生殉爆,能够很好的实现隔爆的目的。采用导流槽式的隔爆机构满足了传爆序列的安全设计要求,并且在实现隔爆目的的条件下铝制水压杆比钢制式的更有着易加工和低成本优势。
适应高新弹药快速研制的需求,针对已有数值模拟手段在建模及后处理过程中存在的问题,基于参数化建模及数据挖掘思想,对聚能装药仿真专家系统进行了研究与开发。仿真专家系统中引入了网格比例缩放因子,实现了参数化结构设计、自适应网格剖分的快速前处理模块;将LS-DYNA的示踪点处理功能集成了专业后处理模块,可快速及系统分析聚能装药射流作用过程中的细节。仿真实例运行结果表明该软件平台能够满足设计人员的要求。
为提高配有触发/近炸复合式引信及杀伤爆破战斗部的空地反辐射导弹引战配合效率,提出了一种起爆方式、炸点位置自适应控制的起爆策略。在假设弹上设备获取导弹高度、弹道倾角、速度、脱靶方位及脱靶距离等信息的前提下,制定了触发优先辅以近炸的起爆准则;求取了毁伤目标天线的最佳近炸起爆点位置及对应的起爆延时。以AGM-88C攻击SAM-6的仿真结果表明:这种自适应起爆策略可以使导弹获得较高的引战配合效率。
文中就一种新型结构弹体即带排屑槽的弹体,基于球形膨胀及动能守恒理论,建立了带槽弹体垂直侵彻混凝土靶的动力学方程,并研究了带槽弹体和混凝土相互作用规律,对比了带槽弹体与普通弹体对混凝土靶的相互作用,通过理论分析计算,得出在600~1000m/s的速度范围内,带槽弹体侵彻效果优于无槽弹体,且与弹体预制刻槽数成正比。文中研究结果可为新型侵彻战斗部的设计提供参考依据。
为了分析集束箭形弹反直升机作战的有效性,文中通过建立毁伤概率分析模型,计算了集束箭形弹对抗直升机的毁伤概率。结果表明,在一定的射程上,由一定数量的集束箭形弹组成的火力单元对直升机具有较高的毁伤概率,从而使得集束箭形弹成为了一种有效的反直升机武器;更进一步地,通过对比分析不同子箭飞行距离下的用弹量,提出了优化武器系统作战效费比的方法和途径。
为研究高速钨合金穿甲弹对超音速导弹战斗部的冲击起爆特性,应用Lee-Tarver点火增长模型进行了数值模拟,获得了钨合金穿甲弹冲击起爆超音速导弹战斗部的机制以及弹目交汇角对冲击起爆的影响规律。结果表明:钨合金穿甲弹对超音速导弹战斗部的冲击起爆,发生在穿甲弹绝热剪切装药的阶段;偏轴距离相同,冲击起爆超音速导弹战斗部的能力,先与入射角大小成正比,后成反比;入射角相同,偏轴距离越小,冲击起爆超音速导弹战斗部的能力越强。
随着导弹突防技术的发展,对及早获取进攻导弹特征信息的要求越来越高。利用弹道导弹在主动段的运动轨迹特征,提取其姿态角变化规律,根据姿态角的变化,采用物理光学法(PO)与等效电磁流法(MEC)相结合的方法快速计算弹道导弹动态RCS序列,并与分离后的RCS序列进行比较,结果表明弹道导弹主动段的动态RCS序列充分体现了导弹的运动特性,并且利用其可初步提取导弹的分离时刻与分离速度。
固体火箭冲压发动机燃气流量调节过程中存在负调节,对正常工作有很大影响。文中根据燃气流量调节小扰动数学模型分析了负调量与调节时间之间存在的矛盾,给出了负调受约束下最小调节时间。然后根据最优响应设计了可实现的最优前馈控制器,建立以内弹道方法为基础的仿真模型。结果表明,该前馈控制方法能够在燃气流量难以测量形成有效反馈控制的实际情况中,实现不同负调约束的最优调节。发动机设计时应根据综合状态折中选择负调量和调节时间。
采用基于雷诺平均的二维Naiver-Stokes方程和标准K-ε湍流模型的有限体积法,对某助推器环形喷管内流场进行了数值仿真计算,分析了中心体角度和长度对喷管效率的影响。结果表明,增大中心体角度可有效增加发动机推力系数,提高喷管效率;随着中心体长度的增加,发动机推力系数呈上升趋势,但有一定的波动,波动程度与中心体角度有关。所得结论可为环形喷管的设计提供参考。
全状态点火试验是固冲发动机工作和性能参数测试的主要手段,也是冲压发动机在地面发射前的重要验证试验。冲压发动机点火瞬间助推器和燃气发生器存在较大的压强差,可能对石墨喷口、燃气流量调节舱造成破坏。文中从瞬态压强变化的角度,研究了点火瞬间助推器和燃气发生器的压强平衡过程并与试验结果进行了对比。结果表明,点火过程中会存在短暂的反向压强差,在结构设计时应考虑双向限位措施。
为分析火箭弹发射时弹筒间隙及壁面传热条件对燃气作用效应的影响,利用计算流体力学方法对不同条件下的燃气流动状态进行研究分析。结果表明:在弹体筒内运动阶段,弹筒间隙引射作用会对燃气流动状态产生较大影响,在弹体底部附近,忽略弹筒间隙时的燃气压强较考虑弹筒间隙时的压强小10%左右;对于等温壁面条件下燃气流动的压强较绝热壁面条件和耦合传热壁面条件的计算结果低5%左右。
分析了可控流量固体火箭冲压发动机燃气流量调节阀中电动执行机构的间隙非线性特性对控制系统的稳态性能及动态性能的影响,对几种控制策略进行对比研究,最终选用带死区补偿的PI控制器作为燃气流量控制器,进行了数字仿真和半实物仿真。结果表明,传动机构间隙会造成闭环控制系统的自振荡,采用死区补偿能够有效抑制系统振荡,达到控制指标。
以某型发动机为例,采用6△s统计及DOE试验设计方法对喉衬进行优化设计,通过多轮比较和大量仿真计算分析,发现喉衬轴向承力面与内型面的夹角是影响喉衬受力状态的主要因素,同时,模拟验证试验验证了角度的改变对喉衬最大应力有显著影响,且当角度为90°时喉衬的受力状态达到最佳,最大应力值从优化前的77.54MPa降低到48.41MPa,能够保证喉衬在发动机工作过程中保持结构完整,满足发动机的使用要求。
文中在导弹的动力学模型中考虑了海浪要素的影响,客观定量分析了海浪对巡航导弹掠海飞行的影响。首先,利用第三代近岸海浪数值计算模式进行随机海浪的计算,提取海浪的能量谱分布;然后,建立以巡航导弹为中心的运动坐标系,计算出运动坐标系下的海浪谱;在此基础上,计算了浪致风场;最后,将海浪导致的风场引入导弹的气动参数计算中,并进行了仿真试验,结果表明该方法实用性强、效果好。
对于纯方位目标跟踪问题,传统的线性算法已经不能满足非线性非高斯和实时性目标跟踪的要求,由于在纯方位目标跟踪中传统的粒子滤波收敛速度慢并且容易发散,文中提出了一种基于改进的采样-重要性-重采样滤波(SIRF)算法的纯方位跟踪算法。具体的改进方法就是去掉归一化步骤直接使用非归一化权值,该算法在保持高精度估计能力的同时,具有较强的鲁棒性,是解决非线性系统状态估计问题的一种有效方法。最后通过实验验证改进的SIRF算法跟踪效果明显优于高斯粒子滤波(GPF)算法。
为了得出大长径比弹箭在自由飞行过程中柔性变形的变化规律、变形量的大小和弹体变形后应力的分布情况,文中通过ANSYS软件进行网格设计、气动载荷的计算及结构的计算,采用流固耦合的数值计算方法对不同马赫数下自由飞行的弹箭进行耦合分析,得到了弹箭的变形量大小和全弹的应力分布,为大长径比弹箭的设计与研究提供相关的理论依据。
应用基于Kriging模型的量子粒子群优化算法研究了固体运载火箭弹道优化问题。该方法利用Kriging方法建立弹道计算近似模型,再引入量子粒子群算法建立了基于代理模型的优化框架。仿真结果表明,此方法可有效完成弹道参数寻优,箭体运载能力提高了38.46kg,三级一次工作时间减少了27s。此算法参数设置少,易于实现,能提高运载火箭综合性能,具有一定的工程应用价值。
带减阻钝物体绕流有很强的非定常流动特征,给飞行器减阻和头部热防护都带来了不利影响,为探索这一周期性非定常流动的演变规律及其对飞行器阻力的影响,文中利用Fluent软件对高超声速下的这一现象进行了数值计算模拟研究,针对流动周期的3个不同阶段:坍缩阶段、膨胀阶段和抑制阶段,分别进行了流场结构和流动机理的详细论述,另外还与飞行器模型的阻力曲线相对应,得到了流场结构变化的不同阶段与阻力曲线间的对应关系。关键词:高超音速;非定常;减阻杆
双机联调弹道仿真试验是研制现代导弹武器系统必不可少的一个重要环节,在不进行实弹飞行的情况下,更准确的检测各种因素对武器系统工作性能的影响。针对单机弹道仿真无法模拟不同设备间CPU计算速度不同步、导弹的信号捕获错误、数据传输错误等现象,文中提出了双机联调的弹道仿真方法,仿真结果验证双机联调可以更准确的验证弹道设计和控制模式是否满足实际及预期的要求,提高了仿真精度。
以正常式布局空空导弹折叠舵为研究对象,开展给定飞行条件下折叠舵展开过程气动载荷风洞试验,给出了折叠舵展开过程中的气动载荷,分析了气动载荷对折叠舵展开过程的影响,并对折叠舵受载情况进行了相应的CFD仿真,从理论上解释了折叠舵受载的合理性。结果表明,在给定飞行条件下,气动载荷有助于迎风折叠舵展开;跨音速时气动载荷阻碍背风折叠舵展开,超音速时气动载荷先利于再阻碍背风折叠舵展开。
根据载机对海上舰艇目标无源三维交叉定位原理和过程,研究了载机对海上舰艇无源三维交叉定位模糊区问题,重点分析了将三维交叉定位简化为平面交叉定位问题时带来的模糊区计算误差。仿真结果表明,将三维交叉定位模糊区进行简化后会带来一定的计算误差,特别是当目标舰艇位置靠近载机基线及延长线时,误差会显著越大。研究成果对载机对海无源定位中的运用和定位精度分析具有一定借鉴意义。
为研究两种典型结构电磁驱动拦截体与模拟130mm侵爆动能弹的交会作用过程,利用AUTODYN软件进行了数值仿真,得到了拦截体对该型模拟弹的毁伤效应初步规律。结果表明:拦截体与模拟弹在一定动能比率和碰撞角度的交会条件下,能明显改变模拟弹的空中姿态,使其偏航,也可破坏其结构,产生显著的塑性变形,影响其侵彻性能,达到遮弹目的;采用控制交会方式、变换拦截体结构等方法,将产生不同的毁伤效应,可适应多种防护需求。
对于共形球面阵天线来说,由于各天线单元的空间主波束方向以及极化方向均不一样,这导致了较高的交叉极化问题。而目前报道的绝大多数共形球面阵,采用的是线极化天线单元,因为线极化单元的极化方向容易控制。文中研究了采用圆极化天线单元的共形球面阵,讨论了一种降低交叉极化的方法。理论分析和仿真结果表明,该方法能有效降低圆极化共形球面阵的交叉极化,提高极化纯度,为圆极化共形球面阵天线的研究带来新的思路。
复杂环境下规划无人机三维航迹时,随机型的粒子群优化由于问题维度高导致收敛性差难以获得最优甚至可行航迹;而确定型的稀疏A*算法易陷入局部搜索导致搜索时间长且计算量大。基于分层思想,将高维航迹规划问题转换为多个低维问题。首先通过粒子群优化规划出少量导引航迹点集,然后采用稀疏A*算法计算导引点间的航迹段。仿真结果表明该方法能在获得满意解的前提下提高复杂环境下无人机航迹规划效率。
为了分析影响导弹分离参数的因素,建立某弹射发射装置的动力系统数学模型和发射装置动力学模型,将动力系统数学方程嵌入到ADAMS软件中,实现动力系统与弹射发射装置的实时仿真。对仿真结果进行分析后,结果表明,通过改变活塞直径和导气管直径能够使导弹产生低头分离角速度,满足分离参数要求。
针对无人机飞行中可能遭遇突发移动威胁的情况,为了提高无人机路径规划的安全性和快速性,文中提出基于免疫克隆粒子群算法的航迹规划策略。该策略在标准粒子群算法中,结合变结构优化搜索理论,引入免疫克隆优化搜索。与同类路径规划算法的对比仿真发现,该策略有效改善粒子群算法的局部和全局搜索能力。仿真结果表明,文中提出的规划策略,满足无人机航迹规划需求,且在速度和安全性能两方面较其他算法更优。
研究了有源诱偏系统中雷达与诱饵天线的空域极化特性。利用FEKO软件仿真得到了拋物面雷达天线和宽波束角锥喇叭诱饵天线的极化状态在不同空域指向上的分布,讨论了两种天线的空域极化特性在给定观测条件下的差异。仿真结果表明,在较大的观测区域下,诱饵天线的极化状态分布相对比较集中,而雷达天线的极化状态比较散乱。研究结果为反辐射导弹利用天线空域极化特性提高抗诱偏能力提供了理论依据和支持。
文中以层析成像技术为基础研究爆炸冲击波场重建,通过对冲击波传输过程中速度场的反演重建冲击波超压场。由于激励源和探测器数目不足给重建过程带来困难,于是文中提出了一种基于先验信息的EM反演算法。通过建立数学模型对此算法进行仿真实验,给出了仿真计算结果并对其进行分析,结果表明文中的反演算法比传统的方法精度高,收敛快。说明该算法在解算这种不完全数据的重建问题中有一定的有效性和实用性。
径向加速度是武器系统射表编拟的重要参数,对其直接测量相对困难,提出一种从雷达回波信号中提取径向加速度的方法。首先,分析径向加速度对雷达回波相位的影响;其次,针对雷达实测数据,依次通过多项相位变换和短时傅里叶变换获得径向加速度的谱图,再利用重心法对径向加速度进行提取;最后,与基于目标距离中心平滑微分径向加速度提取法进行比较,结果表明该方法的提取精度优于中心平滑微分法。
蜂窝结构具有良好的吸能特性。将蜂窝结构作为夹层,研究复合靶板在爆炸载荷下的变形以及能量吸收特性。采用数值模拟方法对比分析了在相同爆炸载荷下蜂窝横向放置、纵向放置以及在这两种蜂窝内填充橡胶等四种不同夹层结构的复合靶板的变形以及吸能特性。结果发现:不同蜂窝夹层复合靶板变形以及吸能特性各不相同。蜂窝纵向放置时复合靶板各部分变形显著、吸能比例较为平均,而横向放置时复合靶板主要以面板的大变形来吸收能量。在蜂窝内填充橡胶会影响蜂窝以及复合靶板的吸能能力。填充橡胶的横向放置的蜂窝复合靶板吸能能力最好且具有较小的变形。
全面地分析了现有文献中的模块选取过程和策略,给出了一个新的模块选取的详细算法。该算法将模块选择问题转化为多目标规划问题,首先选取覆盖主线上的顶点的模块,然后再选取覆盖其余顶点的模块。该算法应用广泛,可以简化设计、缩短设计周期、节省设计成本、提高系统的性能。
针对常规灰色关联分析仅考虑时间序列之间的相似性,忽略时间序列之间的接近性,而导致基于常规灰色关联分析的模型验证存在一定风险的问题,提出了一种阵灰色关联度模型,综合了时间序列之间的相近性和相似性两个方面,可以处理具有多个特征行为的关联分析问题。证明了阵灰色关联度模型满足灰色关联四定理。给出了基于阵灰色关联分析的模型验证操作过程。最后,通过实例分析验证了改进模型的合理性和有效性。
针对复合材料发射器筒体透湿率指标评价,分析了空气中的水汽透入筒体后对内装弹药贮存性能的影响,论述了基于传感技术的透湿率测试方法和传统吸湿剂称重测试方法的原理和特点,研究了两种试验方法测定的复合材料发射器筒体透湿率数据,并采用三点式湿度指示纸进行了跟踪。试验获得的数据对复合材料弹箭发射器结构设计具有重要的参考价值。
针对GPS信号在压制式干扰的环境中载噪比难以测得的问题,分析了在压制式干扰情况下GPS信号的载噪比特性以及压制式干扰信号在GPS接收机I支路和Q支路中的形式,提出了一种适用于压制式干扰情况下的单通道测定信号载噪比的方法,减小了载噪比的计算误差。接收机利用该方法可以在信号捕获过程中完成载噪比的测量,无需对硬件扩展,实现过程简单、有效,几乎没有增加信号处理的运算量。
